涡轴、涡桨发动机回流燃烧室火焰筒壁面、大弯管型面曲率大、结构较为复杂,温升提高易发生涂层脱落、烧蚀、穿孔等问题。随着功重比的不断提高,回流燃烧室部件设计将向温升、热容方向发展,由此对燃烧室火焰筒壁面冷却方式提出了更为严格的要求。一方面燃烧所需的空气量增大、燃烧室温升大,另一方面用于冷却的空气量减少,而且由于压缩比的增大导致冷却空气的品质下降。因此,传统的涡轴、涡桨发动机燃烧室火焰筒纯气膜发散冷却方法已经无法满足一些大温升燃烧室的设计需求。为改善大弯管起始区域的冷却效率,本课题采用试验手段开展基于火焰筒型面的起始冲击/发散组合冷却技术研究,获取冲击孔径、冲击孔排布方式等对冷却效率的影响规律,为精细化冷却设计提供技术支持。结果表明:1)法向间距为4mm与5mm时有更广的相对低温区域,冷却效果更明显;2)法向间距越大即流向间距越小,法向孔排布越稀疏,而流向孔排布越密集;3)法向间距过大时,法向孔排布会过于稀疏,法向有一部分区域因此气膜不能很好覆盖,主流对这些区域的对流换热会增强,从而壁面温度会增加;4)吹风比不变,主流流量与次流流量不变的情况下,冲击孔孔径的减小能够使冲击孔出口Re增大,冷气与壁面的对流换热增强,从而使得壁面温度降低。